航发新技术第3章飞机推进系统一体化设计

第3章飞机推进系统一体化设计第一节引言目前评价发动机主要性能的参数为发动机推重比。以及装配于飞机之后其机动性和执行的任务性能飞机机动性和任务性能对发动机性能的要求有时候是矛盾的，如：①推力矢量技术发动机采用推力矢量技术后，加入了调节尾喷口的控制片，增加了喷口的数量和质量，从而导致发动机重量的增加，推比下降。但是，矢量喷口的使用可以提高飞机的机动性能，从而可以减小飞机的操纵面，减小飞机阻力、重力.②智能控制技术采用智能控制技术，可以使飞机在各种飞行状态下得到最佳的工作状态，从而提高飞机在空中的机动性和增加飞机航程，这两点是现代新一代飞机和发动机发展的最终目的。③发动机循环参数从民航发动机可以知道，涵道比与耗油成反比，涵道比越大，耗油越低。可以大幅度提高飞机作战半径，即提高飞机的任务性能。但涵道比增加，飞机阻力增大，很难使飞机实现超声速巡航，因此目前很多飞机使用小涵道比的涡扇发动机。耗油低于涡喷，同时阻力也小。综上，仅仅考虑发动机性能的发展对新型航空发动机结果并不满意。因此，对新型高性能发动机的发展应从飞机—发动机一体化考虑，进行分析和论证。第二节飞行任务剖面要研究飞机的任务性能和战技指标，需要以飞机的飞行任务剖面为基础。对于同一个任务剖面，空军和海军考虑的重点也往往不同。空军要求：①强调必须具备不加力超声速巡航能力，在规定的机动性和作战半径条件下，尽量使飞机的总重最低。②其他：盘旋过载4.5g，连续最大推力爬升Ps=160m/s最大推力突防M=1.6/H=12192m海军要求：①起飞总重不变的条件下，在满足飞机战技指标的条件下，使得飞机具有最长的留空时间，海军不强调不加力时的超声速巡航。②其他要求：Ps=155m/s最大推力总重29484kg盘旋4.5g，最大推力，持续要衡量飞机发动机设计方案在整个飞行任务剖面范围内的优势，涉及到以下工作程序：①海空根据飞机的作战目的、对象，确定设计飞机任务②飞机设计部门需要提出飞机的基本设计构型，估算气动特性③根据任务剖面，考核发动机设计方案能否满足飞机的任务性能和战技指标。④在多个设计方案中选取便于实现全寿命费用较低，又能保证满足海空军提出的要求的方案。第三节进气道/机体一体化技术飞机设计时，我们希望飞机进气道具有很高的可调节能力，现代飞机一般均设计成二维可调斜边式超声速进气道，但复杂的调节系统使飞机重量增加，飞机的使用成本增加，导致发动机推力损失减小是否值得呢？这种进气道的原理是：空气由于进去进气口之前，具有很大的粘性，所以很容易在机身表面附着堆积，形成所谓附面层，从机头开始堆积，到进气口堆积的情况可想而知。附面层空气密度很大，一般来说是1%，就是100米长度的空气堆积起来有一米高，这样就相当于把进气道的截面堵了一块，进气量就无法满足了。解决这种方法一般有两个办法，一是把进气口加大，另一个就是使用附面层隔道，很多飞机进气口与机身之间都是有缝隙的，那个缝隙就是隔道，让堆积的气体从那里导出去。附层面隔道的进气道：研究表明，对于设计M数不是很高的飞机，采用固定式进气道能取得最佳的总体效益，如F-16采用固定式进气道的优点：a，由于取消了几何调节部件，系统的可靠性大幅度提高b，制造和保障费用明显减少c，飞机重量减小，使得飞机任务能力提高，对发动机推力性能要求下降现在还有一种新的设计以解决这个问题，就是所谓的蚌式进气道，中文：无附面层隔板超音速进气，简称DSI进气道，它采用一个固定的鼓包来模拟以前进气道中的一、二级可调斜板，并能够达到对气流的压缩，以及简化结构、隐形的目的。DSI进气道与常规进气道相比，有三个主要优点：一是采用“锥形流”乘波设计，总压恢复较高；二是减小了飞机迎风面的阻力，提高了飞机的隐形性能；三是不设计辅助进气门和放气门，取消附面层隔道后飞机可以减重数百公斤，大大减轻了飞机的结构重量。总体来看，DSI进气道具有结构简单、重量轻、阻力小、隐形等特点。而且DSI对速度适应范围很广。F-22为何没有采用DIS进气道，F-22使用的是固定式进气道，没用采用可调式进气道，这个原因很简单，进气道是要求在超音速巡航状态下使用的，那么亚音速下就不用调节，因为F-22仅仅针对符合超音速巡航（四代机的重要标准之一）使用，只要符合超音速的使用要求就行了，其他的就得有所取舍了，因此采用了固定式进气道。J-10也是一样，是按照二维平面斜激波的形式设计的，所以进气口是矩形的。因此可知道，其实DSI在战斗机的超音速巡航下并不适用，这是美国放弃F-22使用DSI的原因，而是在更低层次的F-35中使用了，歼10是一款空优战机，强调有她的超音速性能，使用DSI并非是适合的，因此强调DSI进气道的先进性并不可行，适合的才是真正有战斗力的。进气道类型：①机翼机身掩盖进气道②侧安装进气道此外，进气道的设计需要三元流场的数值分析，并且需经过飞机机体，机翼和进气道统一的仿真计算。第四节发动机/机体——一体化本节主要讨论个别发动机循环参数对发动机总体性能的影响（1）风扇压比对T3性能的影响当发动机其他循环参数给定时，涵道比、风扇亚比和T3温度之间实际存在一定的关系。受材料限制，T3温度在某一值基本上变化比较小。因此，涵道比和风扇压比是设计选取是很重要的。我们知道，涵道比越大，耗油率下降，单不加力时发动机的单位推力下降，因此不适合飞机做不加力巡航。由以上四图可以看出，增加风扇的增压比，对提高地面台架性能十分有利。关键是提高风扇增压比的代价是增加风扇的级数，甚至增加涡轮的技术，使得发动机重量增压，稳定性变差。由上图可知，风扇压比，涡轮前T3温度与发动机推重比，由上图可知，高的风扇压比很可能具有更小的推重比，这里就存在如何选取其他合适的循环参数，选取合适的风扇压比值使发动机推重比最大的优化问题。2，总增压比对性能的影响